(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部、プラットフォーム、及び一体型ダブテールを備えたタービンブレードであって、
前記翼形部が、前縁と後縁との間で翼弦方向に延び且つ根元から先端までスパンにわたって延びた対向する正圧側面及び負圧側面を有し、
前記正圧側面が凹面形であり、前記負圧側面が凸面形であり、
前記翼形部が、前記前縁から後方に前記負圧側面のハンプにおける最大幅まで幅が増大し、次いで前記後縁まで収束し、
前記先端が、前記正圧側面及び負圧側面それぞれに沿って先端フロアから延びる第１及び第２のリブを含み、
前記第１及び第２のリブが、前記前縁にて共に接合され且つ前記後縁にて横方向に間隔を置いて配置されて後方出口を定め、前記リブ間に先端バッフルが翼弦方向に延びて前記後方出口にて側方に開いた第１のポケットを前記第１のリブに沿って定め、且つ前記第２のリブに沿って側方に閉鎖した第２のポケットを定め、
前記先端バッフルが、前記前縁とハンプとの間で開始し、前記ハンプと後縁との間で終端し、前記第１のポケットが、前記先端バッフルに沿って後方に収束し、前記第１及び第２のリブにわたって延びる後方流れチャンネルにおいて終端する
ことを特徴とする、ブレード。
【請求項２】
前記先端バッフルが、前記第１のリブに対面して前記前縁から前記正圧側面の凹面形輪郭を辿り、前記後縁の後方出口にて終端する前記第１のポケットを定める第１の側部と、前記第２のリブに対面して前記閉鎖された第２のポケットを側方に境界付ける対向する第２の側部とを含む、請求項１に記載のブレード。
【請求項３】
前記先端バッフルが、前記リブ間にキャンバ線に沿って前記先端を横方向に二分する後方部分と、前記キャンバ線から分岐して前記第２のリブと連続する前方部分と、を含む、請求項１に記載のブレード。
【請求項４】
前記先端フロアは、前記先端バッフル及び後方チャンネルに沿って翼弦方向に間隔を置いて配置された複数の孔を含む、請求項３に記載のブレード。
【請求項５】
前記翼形部正圧側面が、側方内向きに凹面形にされて、前記前縁と前記後方出口との間の前記第１のリブを側方向内向きにオフセットさせ、これに応じて先端バッフルに沿って第１のポケットを狭めるようにする先端シェルフを含む、請求項４に記載のブレード。
【請求項６】
前記後方チャンネルが、前記オフセットした第１のリブに沿って前記先端シェルフを辿り、実質的に一定の幅で前記先端シェルフの後方の前記第１のリブと連続する、請求項５に記載のブレード。
【請求項７】
前記バッフル前方部分が、前記後方部分から前記第２のポケットに向けて側方に湾曲し、前記第２のリブと連続する、請求項５に記載のブレード。
【請求項８】
前記バッフル前方部分が、前記後方部分と同一線上にあって前記第２のリブと連続する、請求項５に記載のブレード。
【請求項９】
前記バッフル前方部分が、前記後方部分から前記第１のポケットに向かって側方に湾曲して前記第２のリブと連続する、請求項５に記載のブレード。
【請求項１０】
前縁にて負圧側面の第２のリブに接合され且つ対向する後縁にて横方向に間隔を置いて配置されて後方出口を定める正圧側面の第１のリブを有する翼形部先端を備え、
前記リブの間に先端バッフルが翼弦方向に延びて、前記後方出口にて側方に開いた第１のポケットを前記第１のリブに沿って定め、且つ前記第２のリブに沿って側方に閉鎖した第２のポケットを定め、
前記翼形部が、前記前縁から後方に前記負圧側面のハンプにおける最大幅まで幅が増大し、次いで前記後縁まで収束し、前記先端バッフルが、前記前縁とハンプとの間で開始し、前記ハンプと後縁との間で終端し、
前記第１のポケットが、前記先端バッフルに沿って後方に収束し、前記第１及び第２のリブにわたって延びる後方流れチャンネルにおいて終端する
ことを特徴とする、タービンブレード。
【請求項１１】
凹面形正圧側面と凸面形負圧側面とを有する翼形部を更に備え、前記先端バッフルが、前記第１のリブに対面して前記前縁から前記正圧側面の凹面形輪郭を辿り、前記後縁の後方出口にて終端する前記第１のポケットを定める第１の側部と、前記第２のリブに対面して前記閉鎖された第２のポケットを側方に境界付ける対向する第２の側部とを含む、請求項１０に記載のブレード。
【請求項１２】
前記翼形部が更に、そこから前記第１及び第２のリブ並びに先端バッフルが共通の高さで延びた先端フロアを含み、前記第１のポケットが前記第１のリブと先端バッフルとの間の幅があり、前記先端バッフルの後方で共通して狭くなった前記後方チャンネルにて終端する、請求項１１に記載のブレード。
【請求項１３】
前記先端フロアが、前記先端バッフル及び後方チャンネルに沿って翼弦方向に間隔を置いて配置された複数の孔を含む、請求項１２に記載のブレード。
【請求項１４】
前記先端バッフルが、前記リブ間にキャンバ線に沿って前記先端を横方向に二分する後方部分と、前記キャンバ線から分岐して前記第２のリブと連続する前方部分と、を含む、請求項１２に記載のブレード。
【請求項１５】
前記バッフル前方部分が、前記後方部分から前記第２のポケットに向けて側方に湾曲し、前記第２のリブと連続する、請求項１４に記載のブレード。
【請求項１６】
前記バッフル前方部分が、前記後方部分と同一線上にあって前記第２のリブと連続する、請求項１４に記載のブレード。
【請求項１７】
前記バッフル前方部分が、前記後方部分から前記第１のポケットに向かって側方に湾曲して前記第２のリブと連続する、請求項１４に記載のブレード。
【請求項１８】
前記翼形部正圧側面が、側方内向きに凹面形にされて、前記前縁と前記後方出口との間の前記第１のリブを側方向内向きにオフセットさせ、これに応じて先端バッフルに沿って第１のポケットを狭めるようにする先端シェルフを含む、請求項１２に記載のブレード。
【請求項１９】
前記後方チャンネルが、前記オフセットした第１のリブに沿って前記先端シェルフを辿り、実質的に一定の幅で前記先端シェルフの後方の前記第１のリブと連続する、請求項１８に記載のブレード。
【請求項２０】
支持ロータディスクの周りに列を成して配列され且つ７６個の翼形部からなる、請求項１２に記載の複数のタービンブレード。
【請求項２１】
前記第１のポケット内部にあり且つ前記第２のポケットを充填する鋳造金属によって境界付けられたセラミックキャップを用いて前記翼形部を鋳造する段階と、前記第２のポケットから前記鋳造金属を除去する段階とを含む、請求項１２に記載のタービンブレードを製造する方法。
【請求項２２】
一体型セラミックロッドによって前記キャップに接合される内部セラミックコアを用いて前記翼形部を鋳造する段階を更に含む、請求項２１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンのタービンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、空気は圧縮機において加圧され、燃料と混合されて燃焼器において燃焼ガスを発生する。種々のタービン段が燃焼ガスからエネルギーを抽出してエンジンに動力を供給し、仕事を産出する。
【０００３】
高圧タービン（ＨＰＴ）は、燃焼器の直ぐ後に続き、最も高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、１つの駆動シャフトを介して上流側圧縮機を作動させる。低圧タービン（ＬＰＴ）は、ＨＰＴの後に続き、燃焼ガスから追加のエネルギーを抽出し、別の駆動シャフトを作動させる。ＬＰＴは、ターボファン航空機エンジン用途において上流側ファンを作動させ、或いは、船舶又は産業用途では外部シャフトを作動させる。
【０００４】
エンジン効率及び燃料消費率（ＳＦＣ）は、最新のガスタービンエンジンにおいて最も重要な設計目標である。種々のタービンロータブレード及びこれらの対応するノズルベーンは、全体の速度及び圧力分布を制御して空気力学的効率を最大にするため精密に構成された空気力学的表面を有する。
【０００５】
ブレード及びベーンの対応する翼形部は、対向する前縁及び後縁間に翼弦にわたって軸方向に延びたほぼ凹面形の正圧側面とほぼ凸面形の負圧側面とを有する。翼形部は、半径方向断面で三日月形外形を有し、前縁から最大幅領域までは幅が急激に増大し、次いで、後縁まで漸次的に幅が減少している。
【０００６】
翼形部の円周方向又は横方向に対向する側面はまた、スパンで根元から先端まで半径方向に延びる。翼形部は通常、超合金金属の鋳造により形成される薄い側壁を有し、その全てが効率を最大にしながら作動中の翼形部を効率的に冷却するよう特別に調整された種々の実施形態を有する内部冷却回路を備える。
【０００７】
しかしながら、タービン翼形部の空気力学的設計は、その列全体における個々の翼形部の３次元（３Ｄ）構成及びこれに応じた作動中の翼形部間に送られる燃焼ガスの流れストリームの観点で極めて複雑である。この設計及び環境の複雑さを大きくしているのは、作動中に周囲の固定シュラウド内部で高速で回転するタービンブレードの半径方向外側先端の周りの特別な流動場である。
【０００８】
ブレード先端とタービンシュラウドとの間の作動中のクリアランス又はギャップは、回転している先端と固定シュラウドとの間で望ましくない摩擦を生じることなくブレード及びシュラウドの熱膨張及び収縮を許容すると同時に、通過する燃焼ガス流の漏洩を最小限にするよう可能な限り小さくしなければならない。
【０００９】
作動中、タービン列内のブレードは、翼形部負圧側面が対向する翼形部正圧側面に先行した状態で、支持ロータディスクを回転駆動する。翼形部は通常、ロータディスクの周囲から半径方向で根元から先端まで捩れており、前縁がエンジン軸方向中心軸線に対して上流側に傾斜して対面し、協働するノズルベーンの傾斜した吐出スワール角度と整合している。
【００１０】
燃焼ガスは、ほぼ軸方向下流方向に流れ、円周方向又は接線方向成分が、１つの流れ方向で翼形部前縁と最初に接触し、次に、異なる流れ方向にその後縁上で翼形部から離れる。
【００１１】
翼形部の正圧及び負圧側面は、それらの間の差圧を最大にし且つ高温燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするような対応する異なる３Ｄ外形を有する。凹面形の正圧側面及び凸面形の負圧側面は、その上に異なる速度及び圧力分布を生じ、対応して前縁及び後縁間並びに根元から先端まで変化する。しかしながら、必要な先端クリアランス内で翼形部先端を越えて漏洩する燃焼ガスは、例えあったとしても有用な仕事を殆ど行わない。
【００１２】
従って、タービンブレード設計を更に複雑にしているのは、露出したブレード先端であり、このブレード先端は、運転時にその上を越えて漏洩する燃焼ガス中に浸されており、運転期間にわたるタービンブレードの長い有効寿命を確保するために該ブレードを適切に冷却することを必要とする。
【００１３】
最新のタービンブレード設計では通常、前縁から後縁までの翼形部の正圧及び負圧側面の小さい半径方向延長部であるスキーラ先端リブを組み込んでいる。先端リブは一般的に、その断面が矩形であり、横方向又は円周方向に間隔を置いて配置されて、通常は中空の翼形部及びその中の内部冷却回路を囲む一体形先端フロアを有する翼形部の頂部上に開いた先端キャビティを形成する。
【００１４】
小さい先端リブは、先端摩擦の発生時に先端フロア及び内部冷却回路を望ましくない損傷から保護する犠牲材料を形成する。先端リブは、燃焼ガス流動場の複雑さを増加させ、この燃焼ガス流動場は、タービン効率、流れ漏洩及び先端冷却に影響を与える局所的二次流動場を生じさせる。
【００１５】
燃焼ガスの主な流れ方向は、隣接するブレード間に形成された流路における軸方向下流方向である。軸方向流れストリームはまた、各翼形部の根元から先端まで半径方向に沿って変化する。また、これらの軸方向及び半径方向の流れ変化は、燃焼ガスが各翼形部の正圧及び負圧側面間で漏洩する翼形部先端上で一層大きくなる。
【００１６】
従って、先行技術には、タービン効率、先端漏洩及び先端冷却を含む、様々な問題及び性能上の考慮事項に対処したタービンブレード先端の種々の構成が多数存在する。これら３つの重要な考慮事項は、少なくとも部分的には相互依存しているが、翼形部先端における異なる正圧及び負圧側面上並びに前縁及び後縁間の複雑な３Ｄ流動場は、その評価を極めて複雑にしている。
【００１７】
更に、既存のブレード設計の継続的な改善が一般的に行われているが、ブレード設計及び特に先端のあらゆる変更は、他のブレード特徴要素と相互に依存しており、ブレードに悪影響を及ぼす場合もある。典型的なブレード設計には、相反する目標と注意深く調和させ、特定の動作条件に関して十分に評価することが必要とされ、このことにより最新のブレード設計が更に複雑なものとなる。
【００１８】
ある１つのブレード設計で利点をもたらす特徴要素は、これらの特徴要素が当初から設計されてはいなかった他の設計では必ずしも利点をもたらすとは限らない。個々の特徴要素の性能の予測可能性は、異なる作動条件に合わせて設計された異なるブレードに導入されたときに架空のものとなる。
【００１９】
所与のガスタービンエンジンの典型的な動作条件でも離陸から巡航までの出力にわたって変化し、タービンブレードの性能もまた、出力並びに先端クリアランスの典型的な変化にわたって変化する。
【００２０】
しかしながら、最新のコンピュータ流体力学（ＣＦＤ）は、ガスタービンエンジンにおける複雑な３Ｄ流れストリームを数学的に分析する能力を向上させ且つそれによりタービンブレード設計の更なる改善を実現することができる機構を提供する有力なソフトウェアを含む。
【００２１】
ここでは、種々のブレードの変更をより容易に分析してその性能を予測し、設計変更が有利であるか否かを予想することができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００２２】
【特許文献１】米国特許第５，７３３，１０２号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２３】
従って、先端流れ漏洩を減少させること、又はタービン効率を向上させること、又はエネルギー抽出を増大させること、又は先端冷却を向上させること、又はこれらの要因の何らかの組合せを個別に或いは同時に実行することによって、タービンブレード先端設計を改善することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００２４】
タービンブレードは、その対向する正圧及び負圧側面に沿って延びる第１及び第２の先端リブを有する翼形部を含む。先端バッフルは、翼形部先端を２つのポケットに分岐し、第１のポケットが漏洩流を回収するため後方端で横方向に開放されており、第２のポケットは横方向に閉鎖されている。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】タービンロータブレードの列を有する単一段ＨＰＴを含む、例示的なターボファンガスタービン航空機エンジンの概略図。
【図２】図１に示す例示的なタービンブレードの上面図。
【図３】図１に示すタービンブレードを形成する例示的な方法の概略図。
【図４】代替の実施形態による、図１に示す翼形部先端の等角図。
【図５】別の実施形態による、図４と同様の翼形部先端の等角図。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
本発明は、好ましく且つ例示的な実施形態により、その更なる目的及び利点と共に添付図面を参照しながら以下の詳細な説明においてより具体的に記載する。
【００２７】
図１には、飛行中に航空機に動力を供給するための航空機翼（部分的に図示される）に装着された例示的なターボファンガスタービンエンジン１０が概略的に示されている。
【００２８】
エンジン１０は、長手方向又は軸方向中心軸線の周りにあり、直列流れ連通で、ファン１２、圧縮機１４、及び燃焼器１６を含み、その後に単段ＨＰＴが続く。ＨＰＴは、ノズル１８と、支持ロータディスク２２から半径方向外向きに延びる第１段タービンロータブレード２０の列とを含む。
【００２９】
ブレード２０の列は、小さな半径方向クリアランス又は先端ギャップＧを間に備えて周囲のタービンシュラウド２４内部に装着される。また、多段ＬＰＴ２６が単段ＨＰＴの後に続く。
【００３０】
作動中、空気２８がエンジンに流入して圧縮機において加圧され、燃焼器において燃料と混合される。次いで、高温の燃焼ガス３０が燃焼器から離れてＨＰＴ及びＬＰＴを作動させ、その結果、圧縮機及びファンを作動させる。
【００３１】
例示的なタービンブレード２０は通常、翼形部３２、該翼形部の根元におけるプラットフォーム３４、及び支持ダブテール３６と共に、一体形の単体構造組立体で超合金金属により鋳造される。
【００３２】
ダブテール３６は、図示の軸方向挿入式ダブテールのような、支持ロータディスク２２の周辺部における対応するダブテールスロット内にブレードを取り付けるあらゆる従来型の形態を有することができる。ディスク２２は、互いに円周方向に間隔を置いて配置されてそれらの間にブレード間流路を形成したブレード列の全体を保持する。
【００３３】
作動中、燃焼ガス３０は、燃焼器１６からノズル１８を通って対応するブレード２０間で下流側に吐出され、そこからエネルギーが抽出されて支持ロータディスクを作動させる。個々のプラットフォーム３４は、タービンブレードの列全体においてプラットフォームに隣接した燃焼ガスの半径方向内側境界をもたらす。
【００３４】
図１及び図２に示す翼形部３２は、対向する前縁及び後縁４２、４４間で翼弦にわたって軸方向に延びる円周方向又は横方向に対向した正圧及び負圧側面３８、４０を含み、翼形部根元４６からスパンにわたって半径方向に延びて、半径方向外側先端キャップ又は先端４８で終端する。翼形部正圧側面３８は、前縁及び後縁間でほぼ凹面形であり、前縁及び後縁間でほぼ凸面形の翼形部負圧側面４０と相補的になる。
【００３５】
翼形部の正圧及び負圧側面３８、４０の外面は、作動時に燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするようなガスの対応する速度及び圧力分布をその上に生じるように、従来通りに構成された典型的な三日月形状又は外形を有する。
【００３６】
翼形部３２は通常中空であり、内部冷却回路５０を含み、該内部冷却回路５０は、前縁の後方且つ後縁の前方にある対応するインピンジメント流路で終端した、図示の２つの３経路蛇行回路のような構成を有することができる。冷却回路は、プラットフォーム及びダブテールを貫通して延び、あらゆる従来通りの方式で圧縮機１４から加圧冷却空気２８を受けるように、ダブテールのベース内の対応する入口を備える。
【００３７】
このようにして、ブレードは、内部冷却空気２８によって根元から先端まで且つ前縁及び後縁間で内部冷却され、該内部冷却空気は次に、従来型のサイズ及び形状を有する様々なフィルム冷却孔の列を成して薄い翼形部側壁を通って放出することができる。
【００３８】
翼形部の前縁は通常、最も高温の流入燃焼ガスに曝されるので、あらゆる好適な方法でその専用の冷却が行われる。また、翼形部の薄い後縁領域は通常、使用済み冷却空気の一部を放出するための正圧側面後縁冷却スロットの列を含む。
【００３９】
上述のように、図１に最初に示すタービン翼形部３２は、燃焼ガス３０が前縁４２から後縁４４まで軸方向下流方向に流れるときに、燃焼ガス３０の速度及び圧力分布に相応的に影響を与える精密構成の３Ｄ外輪郭を有する。ブレードは、支持ディスクの周辺部に取り付けられて作動時に回転し、これにより燃焼ガスが通常は翼形部のスパンに沿って半径方向外向きに移動する該燃焼ガスの二次流動場が生成される。
【００４０】
更に、翼形部の正圧側面３８上における燃焼ガスの相対圧力は、翼形部の負圧側面に沿った圧力よりも高く、また作動時におけるブレードの対応する回転に伴って、燃焼ガスが作動時に露出した翼形部先端４８に向かって半径方向上方に該露出翼形部先端を越えて流れるときに、燃焼ガスの流動場に更なる二次的又は三次的な影響を生じさせる。
【００４１】
上述のタービンロータブレード２０は、例えばＨＰＴの第１段を含む、ガスタービンエンジンで使用する構成及び作動において従来型のものとすることができる。
【００４２】
次いで、他の従来型のブレードは、特に新規又は転用のターボファンエンジンにおいてその性能を向上させるために、以下で説明するように特別に修正することができる。
【００４３】
例えば、未修正の従来の原型となるブレードは、８０個のタービンブレードの列を有するＨＰＴにおいて１年以上にわたって米国にて商業的利用で成功したものである。
【００４４】
しかしながら、ブレード設計の１つの改善は、実質的に同じ仕事又はエネルギー抽出量を得るのに、単一段の列におけるタービンブレード２０の数又は総数を僅かに７６個にまで低減し、対応する７６個の翼形部３２を備えることによって達成することができる。
【００４５】
使用されるタービンブレードがより少なくなるので、翼形部の軸方向翼弦長がこれに応じて長くなることができ、正圧及び負圧側面３８、４０の３Ｄ輪郭もこれに対応して変化する。
【００４６】
加えて、更なる性能改善は、翼形部正圧及び負圧側面すなわち側壁３８、４０それぞれの半径方向の一体形延長部である第１及び第２のスキーラ先端リブ５２、５４との協働、並びにこれらの間の輪郭又は湾曲の一致を改善するよう翼形部先端４８を特別に修正することによって達成することができる。
【００４７】
これら正圧及び負圧側面は、作動時の燃焼ガスの速度及び圧力分布に影響を与える対応する３Ｄ輪郭を有し、小さなスキーラリブ５２、５４延長部は、これらのガスからのエネルギー抽出を助ける。
【００４８】
第１及び正圧側面リブ５２は、翼形部の凹面形の正圧側面３８の形状又は外形と翼弦方向で共形であり、これに対応して、第２及び負圧側面リブ５４は、翼形部の凸面形負圧側面４０と翼弦方向の外形が共形である。
【００４９】
図１及び２に示すように、翼形部はまた、対向する側壁３８、４０を架橋し又はこれにわたって延びて内部冷却回路５０を密閉する先端フロア５６を含む。２つのリブ５２、５４は、翼形部の対向する正圧及び負圧側面表面を形成した該翼形部の対応する側壁の連続部又は延長部として共通の先端フロア５６から半径方向外向きに延びる。
【００５０】
前縁及び後縁間で、２つのリブ５２、５４は、横方向又は円周方向に間隔を置いて配置されて、前縁及び後縁間に軸方向又は翼弦方向に延びる軸方向の短い先端バッフル又はリブ５８を含む。
【００５１】
先端バッフル５８は、境界リブ５２、５４間の翼形部先端４８を二分して、第１のリブ５２に沿って翼弦方向に延びる第１の先端キャビティ又はポケット６０を定め、更に、第２のリブ５４に沿って翼弦方向に延びる対応する第２の先端キャビティ又はポケット６２を定める。
【００５２】
２つのリブ５２、５４は、翼形部の前縁４２において共に一体的に接合されるが、後縁４４においては共に接合されるのではなく、横方向に間隔を置いて配置されて第１のポケット６０のための後方出口６４を形成する。
【００５３】
第２のポケット６２は、先端バッフル５８及び第２のリブ５４の対応する部分によって横方向に完全に境界付けられ、従って横方向に閉鎖されており、第１のポケット６０は、第１のリブ５２、先端バッフル５８、及び第２のリブ５４の対応する部分によって横方向にほぼ完全に境界付けられているが、特にその後方出口６４にて開放されている。
【００５４】
両ポケット６０、６２は、共通の先端フロア５６の上に半径方向外向きに完全に開放され、第２のポケット６２は、周辺部付近で横方向に完全に閉鎖されるが、第１のポケット６０は、後方出口６４と流れ連通してその後方端部にて更に横方向に開放されている。
【００５５】
第２のリブ５４は、前縁４２から後縁４４に連続的に延びており、第１のリブ５２もまた前縁４２から連続的に延びるが、後縁４４の手前で終端し、後方出口６４によって遮られる。
【００５６】
当該後方出口６４は、単に、第１のリブ５２を後縁の軸方向手前で半径方向高さ全体にわたって留めて、第１のリブ５２と後縁４４との間で翼弦方向に延び且つ正圧側面３８と対向する負圧側面第２のリブ５４との間で横方向に延びる対応する小さな出口陥凹又はスロットを生じさせることによって形成される。
【００５７】
スキーラリブ５２、５４と同様に、先端バッフル５８は、幅及び高さが同じ矩形の横断面を有し、第１の側部６６が第１のリブ５２の対応する内寄り側部に横方向に対面し、第１のポケット６０の中間部分を定める。第１のポケット６０の前方及び後方部分は、これら内寄り面の対応する部分によって同様に境界付けられ、その結果、ポケット６０が上記前縁４２から正圧側面の凹面形輪郭を辿り、後縁４４にて後方出口６４で終端する。
【００５８】
先端バッフル５８はまた、第２のリブ５４の内寄り側部の対応する中間部分に横方向に対面して閉鎖した第２のポケット６２を横方向に境界付ける対向する第２の側部を含む。
【００５９】
翼形部先端４８は、典型的な三日月外形を備えて図２に半径方向断面で図示されており、横断幅Ｗが前縁４２から後方に凸面形負圧側面４０におけるハンプ７０の最大幅まで増大している。次いで、翼形部は、空気力学的性能を最大にする必要性に応じて、ハンプから後縁４４まで後方に収束する。
【００６０】
先端バッフル５８は、翼弦方向に前縁４２とハンプ７０との間でそれらの間に好適な中間間隔を有した状態で翼形部の負圧側面に沿って開始する。バッフル５８は、薄い後縁領域において第１のポケット６０の幅を最大にするように、翼弦方向にハンプ７０と後縁４４との間でそれらの間に実質的に中間間隔で負圧側面に沿って終端する。
【００６１】
図１は、関連部品として示したタービンシュラウド２４の内部に好適に装着されて、これらの間に比較的小さな半径方向クリアランス又はギャップＧを提供するタービンブレード２０を半径方向断面で示している。作動時の燃焼ガス３０は、翼形部の正圧側面を超えて半径方向クリアランスを通って漏洩し、翼形部のより低圧の負圧側面上に放出される。
【００６２】
第１及び第２のリブ５２、５４並びにこれらの間で円周方向に間隔を置いて配置された先端バッフル５８は、先端フロア５６から共通の高さ又はスパンで延びて、周囲のタービンシュラウド５４の内面との間にほぼ一定の半径方向ギャップを形成する。従って、翼形部先端の半径方向外側面は、周囲のシュラウドとの間で緊密なシール嵌合を構成するように互いに同一平面になっている。
【００６３】
背景技術の項において上述したように、タービンブレードの３Ｄ構成は極めて複雑であり、タービン翼形部は、作動時に翼形部前縁の周りで分割された燃焼ガス３０の高度に複雑な３Ｄ流動場内で作動する。
【００６４】
図１及び２は、翼形部先端の空気力学的外形の周りでの分割ガス流の例示的なストリームラインを示している。例示的な実施形態についてＣＦＤ分析を行い、このＣＦＤ分析によって、二分先端バッフルの無い単一先端キャビティを有する基準設計と比較して性能が向上することが確認された。
【００６５】
タービン効率を向上させると共に先端−シュラウドクリアランスを通じた翼形部先端を越える燃焼ガスの漏洩を低減させる特別な設計において先端バッフルの導入を使用することができる。
【００６６】
タービン効率は、根元から先端まで並びに前縁及び後縁間で翼形部の正圧及び負圧側面上に作用する燃焼ガスの差圧によりエネルギーを抽出する翼形部表面の能力に基づいている。先端バッフル５８の導入により、付加的表面領域がブレード先端にて形成され、この付加的表面領域に対して先端流がブレード上での付加的な仕事を行うことができる。先端バッフルはまた、２つのスキーラ先端リブ５２、５４自体と同様に付加的なシールを形成し、先端流漏洩を減少させるようにする。
【００６７】
先端漏洩は、翼形部先端の３Ｄ構成の観点で軸方向及び円周方向成分の両方を含む。燃焼ガス３０は、上流側タービンノズル１８からの斜めの入口角度に起因して、軸方向及び円周方向の両方においてその前縁４２付近の翼形部と接触する。先端バケット５８は、流入流れストリームラインによって特別に制御されるような翼形部の負圧側面のハンプ付近で開始するのが好ましい。
【００６８】
第２のリブ５４の前方部分にわたって流入流れストリームラインを捕捉し、これを先端バッフル５８自体によって境界付けられる第１の先端ポケット６０の内部に流し込むように先端バッフル５８を配置することが望ましい。漏洩ガスは、第１のポケット６０を通って２次流動場に流し込まれ、この流動場は、第１のポケットを加圧しながら先端バッフル自体に沿って後方に案内される。このように加圧された第１のポケット６０は、先端バッフル自体により追加のエネルギーを抽出することによってタービン効率を高め、また、増大した圧力により先端ギャップを越える更なる漏洩を阻止する。
【００６９】
これに対応して、第１のポケット６０により捕捉された漏洩ガスの一部は、先端バッフル５８を越えて第２のポケット６２に流れ、この中で更に後方に流し込まれる。次に、両方のポケット６０、６２からの漏洩ガスは、負圧側面の第２のリブ５４を越えて下流方向に大部分が放出されることになる。
【００７０】
しかしながら、第１のポケット６０における後方出口の導入により、翼形部後縁４４にて終端するブレード間流路に戻る先端ガスの部分的回収を含む、追加の利点が得られる。後方出口は翼形部の正圧側面上に位置付けられ、そこを通って回収される先端漏洩は、次の隣接翼形部の負圧側面に垂直な後縁間に定められる通路スロートの上流側の流路に戻される。
【００７１】
図２に示すように、第１のポケット６０は、上流側負圧側面から先端バッフル５８に沿って後方に収束し、翼形部の薄い又は狭い後縁領域において第１及び第２のリブ５２、５４にわたって延び又は架橋する後方流れチャンネル７２を定める後方部分で終端する。
【００７２】
後方チャンネル７２は、先端バッフル５８の背後の第１のリブ５２の後に続き、後方出口６４まで僅かに収束する実質的に一定の幅を有する。第１のポケット６０は最初に幅広であり、その前方部分又は半部分にわたって比較的高い割合で流れ区域が収束しているが、次に、先端バッフル５８に沿って狭い中間部分に移行し、同様に狭い後方チャンネル７２で終端する。
【００７３】
第１のポケット６０の狭い後方部分は、後縁から上流側の翼弦長さの半分にわたって延びて、約５％内の小さな変化で後方に収束する実質的に一定の幅を有する。
【００７４】
従って、第１のポケット６０は、後方出口６４にまで後方に収束する流れトンネルを生じ、ここを通って先端流れ漏洩が捕捉され、運ばれ、転回されて、翼形部正圧側面に戻され、又は回収される。
【００７５】
第１のポケット６０において収束している流れ区域は流量制限を生じて、先端流れ漏洩を空力的に遮断するために第１のポケットを加圧するのを助け、更に、正圧側面後方出口６４を通って捕捉されたポケット流の制御された放出を可能にする。
【００７６】
従って、特別に構成され位置付けられた先端バッフル５８は、作動時に翼形部先端を越えて流れるときに燃焼ガスの軸方向と円周方向両方の漏洩を低減すると共に、これに応じて効率を向上させる簡単な機構を提供する。
【００７７】
更に、先端バッフル５８の導入は、翼形部は後縁までテーパ状になっている翼形部の翼弦に沿って先端漏洩をより後方に偏位させ、これにより当該漏洩自体に起因した効率低下が軽減される。
【００７８】
図２に示す好ましい実施形態において、先端バッフル５８は、翼形部の対向する側部間の横方向中間部付近に位置付けられ、２つのポケット６０、６２の局所的幅を最大にするようになっている。ポケットの幅が小さすぎる場合には、漏洩ガスは、その中に有意な局所的流動場を生成することなく単にポケットから溢れ出るだけであり、これによってバッフルによる性能向上が制限される可能性がある。
【００７９】
こういう理由で、バッフル５８は、翼形部の薄い後縁から上流側で好適に終端し、両方のポケット６０、６２の好適な最小幅を後方領域において維持して性能上の利点を最大にするようにする。
【００８０】
図２の実施形態では、先端バッフル５８は、リブ５２、５４間でキャンバ線７４に沿って又はその付近で先端４８を横方向に二分する後方部分５８ａと、キャンバ線７４から発散して第２のリブ５４と連続する前方部分５８ｂとを含む。バッフル前方部分５８ｂは、後方部分５８ａから第２のポケット６２に向かって側方に湾曲し、第２のリブ５４と連続するのが好ましい。
【００８１】
後方部分５８ａは、好ましくは翼弦方向に直線又は線形であり、前方部分５８ｂは、後方収束の割合が増大するよう第１のポケット６０に向けて凸面形である。
【００８２】
翼形部先端の性能及びその先端バッフル５８との協働を更に強化するために、翼形部正圧側面３８は、側方内向きに凹面形にされて、前縁４２と後方出口６４との間の第１のリブ５２を側方向内向きにオフセットさせる先端シェルフ７６を含む。シェルフ７６はまた、これに応じて先端バッフル５８に沿って第１のポケット６０を狭める。
【００８３】
先端シェルフ７６は、従来の構成を有し、従来のランプ７８で終端して流れのよどみを低減し且つ耐久性を向上させる。
【００８４】
後方チャンネル７２は、これに応じてオフセットした第１のリブ５２に沿って先端シェルフ７６の輪郭を辿り、上述のような実質的に一定の幅で先端シェルフ７６の後方の第１のリブ５２と連続する。
【００８５】
図１及び図２に示すタービンブレードの例示的な実施形態では、先端リブ５２、５４及び先端バッフル５８は、共通の先端フロア５６から半径方向外向きに延びる同様の矩形横方向断面を有し、幅が約２５ミル（０.６ｍｍ）とすることができる。
【００８６】
リブ及びポケットの高さは約５６ミル（１．４ｍｍ）とすることができる。また、２つのポケット６０、６２の最小幅は約４４ミル（１．１ｍｍ）とすることができる。
【００８７】
図２に示すように、先端フロア５６は、好ましくは、第１のポケット６０内部に単独で配置され、且つ先端バッフル５８及び後方チャンネル７２に沿って翼弦方向で間隔を置いて配置された複数の孔８０を含む。第２のポケット６２内部の先端フロアは中実であり、どのような孔も存在しない無孔である。
【００８８】
図２には６つの先端孔８０が図示されており、これらの孔のうちの３つは、内部冷却回路５０と流れ連通した出口を提供し、使用済み冷却空気をそこから放出する。前縁に最も近い第２の孔８０及び後縁に最も近い最後の孔は、比較的小さな寸法を有し、低流量で大きな制限をもたらす小さなパージ孔として機能する。
【００８９】
前縁の背後の第４の孔８０は、より大きな放出流量を有する比較的大きな塵埃孔であり、冷却空気内に同伴するあらゆる塵埃を効率的に放出すると共に、他の場合には流れの放出を遮断することになる孔周囲の塵埃の集積を最小限にするようにする。第１、第３、及び第５の先端孔はろう付けされ閉鎖される。
【００９０】
第１のポケット６０及びその中の先端孔８０の輪郭は、付随する利点を有するタービンブレード２０を形成する特別な方法を可能にする。
【００９１】
ブレード設計がより複雑になるほど、ブレードを経済的に形成する能力がより複雑になる点に留意されたい。ブレード２０のような最新のタービンブレードは、超合金金属から作られ、通常は、好ましい金属組織で鋳造される。
【００９２】
従って、一体型の翼形部３２、プラットフォーム３４、及びダブテール３６を含むブレード２０は、先端４８の特別な構成に合わせて好適に修正された従来のロストワックスプロセスを用いて溶融金属から鋳造される。
【００９３】
ブレード鋳造において基本となるのは、図３の翼形部３２内部に一部が概略的に示された従来のセラミック内部コアを使用することである。内部コアは、翼形部を含めて、ブレードの複雑な内部流路を定めるよう構成される。
【００９４】
内部コア８２と協働するのは、外部セラミックシェル８４のペアであり、これらは、最終ブレードのワックス形態を最初に包含するよう内部コアから好適に間隔を置いて配置されている。
【００９５】
従来のロストワックス法では、コアとシェルとの間に空隙を設けるためにワックスが除去され、この空隙に溶融金属が充填され、所望のタービンブレード並びにその薄壁機構を形成する。
【００９６】
内部コア８２は、第１、第３、第５、及び第６の先端孔８０のうちのそれぞれを通って延びた４つの対応する短いセラミックロッド８８によってセラミックキャップ８６に一体的に接合される。キャップ８６は、第１のポケット８６の所望の構成に一致するよう構成され、内部コア８２の上方にオフセットされて薄壁の先端フロア５６を形成する。
【００９７】
第１のポケット６０のキャップ８６は、鋳造歩留まりを改善するよう比較的大きく幅広であり、後で４つの対応する先端孔８０を定める４つのセラミックロッド８８により精密に支持される。
【００９８】
鋳造後、先端孔はろう付けで閉鎖され、より精密にそのサイズを制御するために従来の放電加工（ＥＤＭ）によって先端フロアを通過して形成された第２の先端孔と置き換えられる。大きな第３の先端孔もまた、ろう付けで閉鎖され、コアロッド８８の熱膨張に起因した変化を回避するために第４のＥＤＭ孔と置き換えられる。また、第５の先端孔は、冷却を必要とせずにろう付けで閉鎖される。
【００９９】
第２のポケット６２は、比較的小さく、第１のポケット６０から分離され且つ異なるので、場合によっては第２のポケット用に別個の小さなセラミックキャップを必要となる。このような小さなキャップは鋳造が困難になるので好適に支持する必要があり、これにより鋳造が益々困難になり、低い鋳造歩留まりをもたらすことになる。
【０１００】
従って、第２のポケット６２は、最初はブレードにおいて鋳造されず、第１のポケット６０が単独で鋳造され、セラミックキャップ８６が内部に配置される。キャップ８６及び結果として得られる第１のポケットは、第２のポケット６２を完全に充填する鋳造金属によって境界付けられ、従って、第２のポケットは未だ形成されない。
【０１０１】
その代わりに、続いて、例えば従来の放電加工（ＥＤＭ）を含む何らかの好適なプロセスによって第２のポケット６２の位置から鋳造金属を取り除くことができる。
【０１０２】
このようにして、大きな第１のポケット６０は精密に鋳造することができ、小さな第２のポケット６２は、後続の工程において精密に機械加工することができる。
【０１０３】
従って、二分先端バッフル５８を有する特別な先端４８を含む、タービンブレード２０を形成する方法は、改善された先端の利点を得る上で実施可能であるだけでなく、実用的なものとなる。
【０１０４】
タービンブレード列の改善された性能及び効率は、全体に占める割合で測定され、協働する先端特徴部の精密な精度を必要とする。本発明の好ましい方法は、他の場合では実施可能又は実用可能ではない可能性があるこれらの性能向上を可能にする。
【０１０５】
図１から図３に示すタービンブレードの第１の実施形態において基本となるのは、翼形部先端を２つの別個のポケット部分６０、６２にだけ分割する二分先端バッフル５８であり、第１のポケット６０は側方に開いた後方端部を除いて連続した周辺部を有し、第２のポケット６２は、全周辺部の周りで側方に閉鎖されている。
【０１０６】
大きな第１のポケット６０は、先端の表面区域の大部分を包含し、前縁４２から後縁４４に連続的に延びる。対照的に、小さな第２のポケット６２は、先端の小さな表面区域を包含し、最大先端幅を有する翼形部ハンプ７０の前方及び後方に架橋する。
【０１０７】
基本的な実施形態は、目的とするエンジン用途の特別な動作条件下で詳細な設計及び分析に従う変形形態を有することができる。
【０１０８】
例えば、図４は、先端バッフルが同じ実質的に直線又は線形の後方部分５８ａを有するが、前方部分５８ｃが後方部分５８ａに類似の直線又は線形で且つこれと同一線上にあって第２のリブ５４と連続する、タービンブレード２０の代替の実施形態を示している。直線状の先端バッファ５８は、前縁４２と後縁４４との間の翼形部先端の直線状翼弦とほぼ平行である。
【０１０９】
図５は、バッフル後方部分５８ａが同様に実質的に直線状であるが、バッフル前方部分５８ｄが後方部分５８ａから第１のポケット６０に向かって側方に湾曲して第２のリブ５４と連続する、ブレード２０の更に別の実施形態を示す。
【０１１０】
図２のバッフル前方部分５８ｂは、第１のポケット６０において凸面形であり、図５のバッフル前方部分５８ｄは、第１のポケット６０において凹面形であり、図４のバッフル前方部分５８ｃは直線状であり、これらの間の実施形態は中間の形状である。
【０１１１】
しかしながら、上記で示すように、翼形部先端を越える流動場は、高度に複雑で３次元のものであり、回転ブレードの高い回転速度と、翼形部の正圧及び負圧側面にわたる変化する圧力及び速度分布とを受ける。
【０１１２】
従って、流れストリームラインは、これらの複雑な動作条件に従い、分析によってその動作条件下で図２に示す第１の実施形態の性能向上を予測する。
【０１１３】
図４及び５に示す第２及び第３の実施形態からの何らかの同様の利点は、エンジンの特定の動作条件に従い、従って、これらの有効性を確保するための対応する詳細設計に従う。
【０１１４】
スキーラリブ５２、５４の基本的な目的は、半径方向先端クリアランスと通過する流れ漏洩とを最小限にしながら、周囲のタービンシュラウドとの先端摩擦を許容することである。
【０１１５】
特別に構成され且つ配置された中央先端バッフル５８の追加により、先端が２つのポケットのみに二分され且つその上に追加の渦流が導入されて、空気力学的遮断を生じ且つ先端漏洩流を低減する。
【０１１６】
先端バッフルは、後方で開放された第１のポケット６０と協働して、捕捉した先端流を局所的に配向して転回させ、当該流れを翼形部正圧側面に戻し又は回収して、支持しているロータディスクに対して追加のブレードトルクをもたらし、タービン効率を向上させるようにする。
【０１１７】
この回収先端タービンブレードの特定の利点は、先端クリアランスの変動に対しての性能向上である。翼形部先端と周囲のタービンシュラウドとの間の半径方向クリアランスは、固定又は一定ではなく、作動時及びブレード寿命にわたって変化する。
【０１１８】
分析により、先端ギャップＧの範囲にわたって回収先端の性能改善が予測され、先端クリアランス変動は、改善なしの基準先端構成と比べたときに影響を受けにくい。
【０１１９】
本明細書では本発明の好ましく且つ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、本発明の他の変更が本明細書の教示から当業者には明らかになるはずであり、従って、全てのそのような変更は本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることが望まれる。
【０１２０】
従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。
【符号の説明】
【０１２１】
１０：ターボファンガスタービンエンジン
１２：ファン
１４：圧縮機
１６：燃焼器
１８：ノズル
２０：タービンロータブレード
２２：支持ロータディスク
２４：タービンシュラウド
２６：ＬＰＴ
２８：空気
３０：燃焼ガス
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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